«Посвящается 75-летию МАИ и 100-летию со дня рождения А.И.Микояна ПРОЕКТИРОВАНИЕ, КОНСТРУИРОВАНИЕ И ПРОИЗВОДСТВО АВИАЦИОННОЙ ТЕХНИКИ Под общей редакцией проф. Ю.Ю. Комарова – 2005 – УДК 629.735.33 Проектирование, ...»

Другой проблемой при проведении измерений ЭМИ во временной области является наличие сигналов большого уровня, которые маскируют маломощные сигналы, не позволяя проводить правильное измерение их параметров. В процессе выполнения работы было проведено компьютерное моделирование процесса измерения таких сигналов, позволившее избавиться от этого эффекта при использовании многоуровневого АЦП. Проведенные исследования были подтверждены результатами измерений электромагнитных излучений различных технических средств.

В данной статье представлена усовершенствованная широкополосная система измерения ЭМИ во временной области с использованием многоуровневых аналогово-цифровых преобразователей. Предлагаемая система многоуровневого квантования сравнивается с системой на основе одного АЦП. Разрабатываемая система измерений была экспериментально исследована в диапазоне частот от 30 до 1000 МГц. Проведено сравнение результатов измерений и компьютерного моделирования.

1. Система измерения ЭМС во временной области Подробное описание системы измерения ЭМИ технических средств во временной области было представлено в [2]. Основные составные части этой системы, состоящей из антенной системы, малошумящего усилителя, сглаживающего ФНЧ, многоуровневого аналогово-цифрового преобразователя и персонального компьютера, показаны на рис. 1.

В измеренных сигналах ЭМИ после их поступления в персональный компьютер производится коррекция искажений, внесенных антенной системой, линией передачи, усилителем и ФНЧ и осуществляется его дальнейшая обработка.

Рис. 1. Система измерения ЭМИ во временной области 2. Система многоуровневого квантования Структурная схема системы многоуровневого квантования показана на рис. 2. МУ АЦП состоит из системы амплитудных ограничителей, предварительных усилителей и трех 8-битных АЦП с частотой дискретизации 5 ГГц.

Проквантованный сигнал с выходов АЦП поступает на персональный компьютер. Кроме того, с помощью персонального компьютера осуществляется синхронизация АЦП и управление усилителями.

В работе [4] показано, что в общем случае при решении задачи ЭМС измеренные сигналы от различных технических средств содержат в себе две явно выраженные компоненты: стационарную и нестационарную (импульсную) части. Причем уровень нестационарной составляющей сигнала иногда во много раз превышает уровень стационарной части. Использование МУ АЦП позволяет проводить квантование таких сигналов с минимальными потерями информации.

Рис. 2. Многоуровневый аналогово-цифровой преобразователь С целью выработки процедуры оценки динамического диапазона отдельных АЦП системы квантования была разработана компьютерная модель измеренных сигналов. Эта модель включает в себя стационарную и импульсную составляющие разных уровней, показанные на рис. 3. На рисунке параметрами 1, 2 и 3 обозначены динамические диапазоны первого, второго и третьего АЦП соответственно.

Динамический диапазон сигнала на выходе трехуровневого АЦП может быть оценен с помощью следующего соотношения:

где Ps – средняя мощность сигнала; 1, 2 и 3 – уровни квантования 1-го, 2-го и 3-го АЦП соответственно; p1, p2 и p3 – вероятность квантования сигнала 1-м, 2м и 3-м АЦП. Результаты численного моделирования показали, что использование трех АЦП дает выигрыш в 20 дБ при квантовании измеренного сигнала по сравнению с традиционным АЦП.

Для проверки эффективности предложенной системы измерения сигналов ЭМИ с использованием многоуровневого квантования была использована компьютерная модель измеренных сигналов.

Одной из серьезных проблем, возникающих при проведении измерений во временной области, является наличие в анализируемых сигналах маломощных компонент, маскируемых мощными составляющими. На рис. 4 показано сравнение ошибок квантования модели измеренного сигнала, продискретизированной одноуровневым и трехуровневым АЦП. Из рисунка видно, что использование одного АЦП не позволит проквантовать с достаточной точностью сигнал малой амплитуды. В то же время использование многоуровневого АЦП позволяет решить эту проблему. Проведенное исследование показало, что применение трехуровневого АЦП позволяет эффективно различать компоненты сигнала, имеющие различие в уровне спектра мощности более чем на 35 дБ.

В работе представлена система измерения сигналов при оценке ЭМС технических средств во временной области, позволяющая эффективно конкурировать с традиционными измерительными системами на основе анализаторов спектра.

Предложен алгоритм адаптивного выбора порогов для каждого АЦП системы многоуровневого квантования, основанный на типе и форме измеряемого сигнала. Этот алгоритм позволяет значительно увеличить динамический диапазон измеряемых сигналов. Показано, что увеличение числа АЦП с одного до трех позволяет расширить динамический диапазон квантованного сигнала на дБ. Сравнение результатов измерений и компьютерного моделирования подтвердило возможность оценки спектра мощности маломощных импульсных сигналов, замаскированных мощными компонентами.

Проведенное компьютерное моделирование и экспериментальные исследования показали, что применение трехуровневого аналого-цифрового преобразователя позволяет эффективно различать компоненты сигнала, имеющие различие в уровне спектра мощности более чем на 35 дБ.

1. Кузнецов Ю.В., Баев А.Б., Ноздрин В.В., Шевгунов Т.Я. Исследование алгоритма обнаружения побочного электромагнитного излучения компьютеров. 4-я Международная конференция и Выставка «Цифровая обработка сигналов и ее применения». М., февраль 2002. С. 326-329.

';

2. F. Krug, T. Hermann, and P. Russer. Signal Processing Strategies with the TDEMI Measurement System. In 2003 IEEE Instrumentation and Measurement Technology Conference Proceeding. May 20-22. Vail, USA. Pp. 832-837, 2003.

3. F. Krug, T. Hermann, and P. Russer. A Novel EMC Testing Technique based on Time Domain Methods. In The 19th Annual Review of Progress in Applied Computational Electromagnetics.

March 24-28, 2003. – Monterey, CA, 2003.

4. S. Braun, F. Krug, and P. Russer. A Novel Automatic Digital Quasi-Peak Detector for a Time Domain Measurement System. In 2004 IEEE International Symposium On Electromagnetic Compatibility Digest, August 9-14, Santa Clara, USA, 2004.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАСПРЕДЕЛИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА МОНОИМПУЛЬСНОЙ ФАР НА

РАДИАЛЬНОМ ВОЛНОВОДЕ

В последнее время в качестве волноводной системы возбуждения, хорошо сопрягаемой с волноводными излучателями, стали использовать радиальный волновод (РВ) [1, 2], принципиальным достоинством которого является эфирный (по РВ) способ возбуждения излучателей (рис. 1), исключающий фидерные схемы деления с их неприемлемыми массо-габаритами (особенно при большом числе элементов ФАР N > 1000) и малый продольный размер.

Кроме того, РВ или его модификации в режиме приёма могут возбуждаться системой штырей и формировать моноимпульсную ДН. Заметим, что построение распределительной системы (РС) многоэлементной ФАР в традиционном варианте с фидерной разводкой – достаточно сложная задача.

При этом РВ может возбуждаться от генератора СВЧ со стороны края круглого периметра РС сходящимися радиально-цилиндрическими волнами (рис. 1), что обеспечивает повышенную электрическую прочность в передающем режиме. Ниже на основе модернизированного метода наведенных ЭДС рассмотрено решение электродинамической задачи возбуждения РС на основе РВ, обеспечивающий задание ФАР с помощью штыревой структуры. При этом полагается, что РВ возбуждается радиальной волной с края, а размещение элементов (N > 1000) по апертуре ФАР имеет квазигексагональный (близкий к гексагональному) и плотный (d ~ 0.5) характер. Проведено решение электродинамической задачи по нахождению оптимального вектора длин зондов li с использованием аппарата функций Грина для рассматриваемой области – РВ, с учётом взаимодействия штырей в этом волноводе.

1. Нахождение функции Грина радиального волновода Рассмотрим цилиндрический радиальный волновод [3], состоящий из двух идеально проводящих пластин радиуса R, высота волновода h (рис. 2).

Допустим, что РВ возбуждается электрическим диполем, плотность тока которого можно записать в виде где a – радиус диполя; l – длина диполя. Электромагнитное поле можно представить через компоненту векторного потенциала Az(r,z), которая удовлетворяет неоднородному уравнению Гельмгольца:

где - длина волны в РВ.

Из однородных уравнений Максвелла получим Компоненты E=Hr=0, так как поле по координате однородное, поэтому = 0.

Решение уравнения (2) запишем в виде где G (r, z;a, z' ) - функция Грина. После подстановки (5) в (2) получим Учитывая, что = 0, запишем:

Из выражения (7) с помощью простых преобразований можно легко получить функцию Грина в радиальном волноводе:

2. Расчёт элементов матрицы взаимных сопротивлений Для решения электродинамической задачи в дальнейшем использован универсальный аппарат матрицы параметров. При использовании метода наведенных ЭДС в качестве искомой матрицы наиболее удобна матрица взаимных сопротивлений. Определим элементы этой матрицы.

Рассмотрим два штыря: i, j в РВ (рис. 3). Необходимо найти собственные и взаимные сопротивления этих штырей.

Для этого используется метод наведенных ЭДС при допущении, что токи на вибраторах имеют синусоидальную форму [1]:

Выражение для определения взаимного сопротивления запишется в виде здесь аi и aj – радиусы; li и lj – длины штырей i и j; Ii(0) и Ij(0) – токи в точке запитки вибраторов; G(ij) – функция Грина (8).

Собственное сопротивление Zii штыря i можно найти двойным интегрированием по поверхности Si. Сами интегралы в (10) определяются с использованием теоремы сложения цилиндрических функций:

Z ii = где d – расстояние между штырями i и j.

Для расчёта ФАР и её характеристик разработан алгоритм, который учитывает все геометрические параметры и описанные выше электродинамические эффекты.

1. Задаётся стартовый (равномерный для всех позиций) вектор длин зондов коллекторной решётки li (li/=0.128).

2. Вычисляется матрица параметров коллекторной решётки (КР) [Z].

3. Из уравнения (согласно методу наведенных ЭДС):

где eк = E z hк0) ; hk(0) - действующие длины зондов, Еz – компонента возбуждающего поля, которые получены в работе [4]. Если возбуждение РВ происходит с краев, а не из центра, как показано в [4], то возбуждающее поле Ez перепишется в виде где b – радиус центрального короткозамыкателя, R – радиус РВ.

4. Определяется ток I на входах зондов КР:

5. По полученным I из (15) определим мощность, которая поглощается («отсасывается») штыревой структурой из РВ в волноводные каналы (см. рис. 1):

где I * - комплексно-сопряженный вектор токов, rnk – реальная часть элементов матрицы [Z]; Рn – парциальная мощность, «отсасываемая» одним элементом.

6. Зависимость нормированного АФР тока в апертуре ФАР от мощности 7. По найденному АФР находим основные ДН АР:

Результаты расчётов по приведённому выше алгоритму отражены на рис. 4, 5.

На рис. 4 представлены АФР тока по раскрыву волноводной ФАР, построенной по схеме рис. 1.

Расчётные (рис. 4, б) и экспериментальные (рис. 4, а) исследования на макете показали их качественное соответствие, однако количественные оценки различны, что выражается в разнице «разброса» амплитуд тока в пределах кольца (рис. 4) ФАР. Это можно объяснить различием в амплитудном возбуждении РВ по азимутальной () координате: при расчёте оно выбрано равноамплитудным, а при экспериментальных исследованиях – в форме азимутальной «ромашки», полученной из-за конструктивных особенностей волноводного возбудителя из 32-х волноводов, расположенных осесимметрично на первом этаже РС. В ДН (рис. 5) эта особенность возбуждения сказывается в росте бокового фона ( = 76,682%), уменьшении КИП (с 0.45 до 0.27) и падении КНД (с 35.53 дБ до 33.418 дБ).

На основании всего приведенного выше материала можно сделать следующие выводы.

1. Проведено решение электродинамической задачи по нахождению оптимального li КР с учётом эффекта их взаимодействия в РВ.

2. Разработан алгоритм и программное обеспечение (ПО) для нахождения li по заданным критериям.

3. Проведено комплексное исследование структуры РВ для оптимизации конструкции моноимпульсной ФАР на РВ.

1. Miyashita H., Katagi T. Radial Line Planar Monopulse Antenna // IEEE Trans Antennas Propagat, vol.44. 1996. №8.

2. Takada J., Takahashi M., Ando M., Ito K., Goto N. The optimum aperture illumination design in single-layered radial line slot antennas // Proc. IEICE Fall Conf.B-73, 1992, Sept., Pp. 2-73.

3. Tomasic B., Hessel A. Electric and Magnetic Current Sources in the Parallel Plate Waveguide// IEEE Trans Antennas Propagat, vol.35. 1987. №11.

4. Тонг Суан Дай. Дисковая антенна для широкоугольного сканирования // Антенны. Т.60, 2002. №5. С. 9-15.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАЗРАБОТКА МОДУЛЯ «ХАРАКТЕРИСТИКИ ОБНАРУЖЕНИЯ РЛС

(РЕЖИМ «ОБЗОР») ЭЛЕКТРОННОЙ БАЗЫ ЗНАНИЙ И ДАННЫХ»

Известно, что в проектировании сложных технических систем, к которым относятся и многофункциональные (МФ) РЛС, участвуют многочисленные и разнородные группы специалистов. Для обеспечения их эффективного взаимодействия при работе над общим проектом необходимо координированное использование баз знаний и данных, создаваемых с применением современных информационных технологий.

Одной из ключевых задач, решаемых МФ РЛС, является обнаружение целей при обзоре воздушного пространства. Поэтому статья посвящена разработке модуля, аккумулирующего информацию о характеристиках обнаружения РЛС в режиме «Обзор», для создаваемой электронной базы знаний и данных.

Модуль представляет собой программный продукт, описывающий процедуры расчёта характеристик обнаружения РЛС в имитационно-вычислительной среде (ИВС) MathCAD и преобразования входных / выходных данных в Web - формат (HTML).

Программный модуль состоит из файлов, которые хранятся в виртуальной папке на сервере:

форма (интерфейс, разработанный языком гипертекстовой разметки HTML) для заполнения и передачи исходных данных;

модель расчёта характеристик обнаружения в ИВС;

текстовые файлы для хранения входных и выходных данных;

файлы, созданные языком сценариев Hypertext Preprocessor (гипертекстовый препроцессор) и обеспечивающие взаимодействие интерфейса, модели и текстовых файлов.

На основе анализа пространственно-временных характеристик зоны обзора РЛС оценивались максимально допустимые интервалы накопления энергии сигнала. Далее формулировалась задача обнаружения сигнала на фоне внутренних шумов приёмника. Принималось, что в качестве зондирующих сигналов в импульсно-доплеровской (ИД) РЛС используется когерентная пачка прямоугольных радиоимпульсов с различной частотой повторения.

Рис. 1. Результирующие характеристики обнаружения для сигнала с полностью Рис. 2. Иллюстрация влияния временного стробирования при когерентном накоплении На этапе расчета характеристик обнаружения (зависимость вероятности правильного обнаружения от отношения сигнал / шум для заданных значений вероятности ложной тревоги) при когерентном накоплении использовался критерий Неймана – Пирсона. На этапе некогерентного (цифрового) накопления использовался критерий «m из М».

Рассмотрены три ситуации обнаружения:

1) для полностью известного сигнала;

2) для сигнала со случайной начальной фазой;

3) для сигнала со случайными начальной фазой и амплитудой.

Для расчета относительного порога обнаружения q0 по заданной вероятности ложной тревоги использовался итерационный алгоритм, реализующий метод последовательного приближения. На полученных характеристиках обнаружения выделены области низкой (1), средней (2) и высокой (3) достоверности. Для определения границ этих областей с достаточно высокой степенью точности использовались алгоритмы, основанные на методе последовательных приближений, и специальная функция Mathcad Trace. В качестве примера на рис. 1 представлены результирующие характеристики обнаружения для сигнала с полностью известными параметрами. Буквами СН обозначены границы областей при совместном когерентном и некогерентном накоплении при логике «2 из 5», а буквами КН – границы тех же областей, только при когерентном накоплении.

При оценках энергетических параметров учитывалось временное стробирование сигналов в ИД РЛС. Влияние временного стробирования на характеристики обнаружения при когерентном накоплении иллюстрируются на рис. 2.

Здесь цифрами 1.1, 2.1, 3.1 обозначены области достоверности характеристик обнаружения, найденных с учётом стробирования, а цифры 1.2, 2.2 и 3.2 соответствуют таким же областям достоверности, но вычисленными без учёта стробирования.

Анализ полученных зависимостей показывает, что процедура совместного накопления позволяет снизить требования к параметру обнаружения в 1,5 – раза. Использование временного стробирования сигнала также позволяет снизить требования к параметру обнаружения в Q раз. Например, при Q = снижение составляет 5 дБ.

На рис. 3 представлены зависимости накопленной вероятности правильного обнаружения ( Dнак ) от вероятности правильного обнаружения на этапе когерентного накопления (D) при использовании критерия “m из M”. Значение m Ниже рассмотрен пример реализации программного модуля «Расчет относительного уровня порога и параметра обнаружения при когерентном накоплении». При этом использованы рассмотренные выше алгоритмы расчёта характеристик обнаружения. На рис. 4 представлена стартовая страница программного модуля (форма для заполнения и передачи исходных данных).

Исходными данными являются: вероятность ложной тревоги (F), вероятность правильного обнаружения (D) и скважность излучаемого сигнала (Q).

Рис. 3. Иллюстрация влияния критерия обнаружения на накопленную вероятность Dнак После ввода исходных данных пользователь нажимает кнопку “вычислить”. Затем загружается страница с уведомлением о введённых исходных данных и запускается модель расчёта относительного порога и параметра обнаружения. После нажатия кнопки «рассчитать» пользователь получает результат моделирования. На рис. 5 изображена страница (HTML) с результатами моделирования и возможностью перехода на стартовую страницу (кнопка «на главную»):

Рис. 4. Стартовая страница программного модуля Рис. 5. Страница (HTML) с результатами моделирования 1. Временное стробирование принимаемых сигналов в ИД РЛС на этапе когерентного накопления значительного уменьшает энергетические затраты при обнаружении сигнала.

2. Процедура цифрового накопления, используемая дополнительно к этапу когерентного накопления, позволяет снизить требования к параметру обнаружения.

3. Установленные границы областей достоверности обнаружения могут использоваться в экспертных системах “электронный помощник лётчика” для автоматического отбора отметок целей, отображаемых на экране индикатора 1. РЭС: основы построения и теория. Справочник / Под ред. Я.Д. Ширмана. - М.: ЗАО «МАКВИС», 1998.

2. Мелони Дж. PHP 4 в действии. – М.: Лучшие книги, 2002.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

СИСТЕМА РАДИОВИДЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКИХ ОБЪЕКТОВ

Система радиовидения представляет собой набор уникальных технологий в области радиолокации, с помощью которых можно решить большое число различных хозяйственных и научных задач [1]. В данной статье рассматривается система радиовидения технических объектов, т.е. искусственных объектов с металлической поверхностью. Это могут быть как наземные, так и воздушные объекты (автомобиль, самолет и т. п.).

Основным назначением таких систем радиовидения является распознавание воздушных объектов – идентификация типа ЛА и распознавание наземных технических объектов.

Объект с металлической поверхностью характеризуется тем, что интенсивность радиосигнала, отраженного от отдельных элементов объекта, во много раз превышает сигнал от соседних элементов, поверхность которых имеет несколько иной угол наклона (рис. 1 [2]). Такими структурными элементами являются выпуклые поверхности, создающие «блестящую» или «зеркальную»

точку (фюзеляж самолета, его двигатели). На рис.1 представлено радиоизображение самолета Boeing-727, из которого видно наличие у данного самолета таких центров отражения – например, три двигателя больших размеров, расположенных в задней части фюзеляжа.

Рис. 1. Радиолокационное изображение самолета Boeing-727в изометрии Таким образом, структурное изображение наблюдаемого объекта целесообразно создавать на основе отдельных изображений элементов его конструкции, дающих сильный отраженный сигнал, который можно уверенно принимать на фоне внутренних и внешних шумов и помех.

Необходимо отметить, что для решения задачи распознавания объекта важным моментом является постоянство структурного изображения в большом диапазоне углов ракурса наблюдаемых объектов, для того чтобы при сравнении изображения с эталоном избежать трудоемкой процедуры перебора с малым шагом дискретизации по углам наблюдения, обусловливающим большие вычислительные затраты и объем аппаратуры. С этой точки зрения описанный подход к построению структурного изображения обладает заметными преимуществами: при изменении ракурса наблюдения «блестящая» точка на выпуклой поверхности перемещается в относительно небольших пределах, благодаря чему структура относительного расположения «блестящих» точек объекта сохраняется в большом диапазоне углов визирования.

Необходимым условием обеспечения режима радиовидения является получение высокой разрешающей способности по дальности и углу. Требуемую разрешающую способность по дальности можно получить, используя сигналы с широким спектром. Для повышения разрешающей способности по углу необходимо применение антенны с большой апертурой. Необходимый размер апертуры в системах радиовидения достигается формированием в процессе полета синтезированной апертуры (СА), на которой фиксируется пространственное распределение амплитуды и фазы отраженного сигнала.

Использование фазовой информации в радиолокаторе с СА обусловливает ограничения разрешающей способности. Эти ограничения связаны с ошибками измерения фазы из-за нестабильности и неравномерности движения приемной антенны на этапе формирования синтезированной апертуры (например, из-за действий экипажа или автопилота при поддержании заданного курса полета самолета), нестабильности опорной фазы, турбулентности среды распространения сигнала.

Рассмотрим возможность использования только амплитудной информации при восстановлении изображения, регистрация которой не вызывает особых затруднений и которая практически не подвержена влиянию искажающих факторов, действующих при измерении фаз.

В оптическом диапазоне для оценки габаритов объекта используются голографические методы, в частности – метод голограммы интенсивности, в соответствии с которым на приемной апертуре регистрируется распределение интенсивности сигнала – голограмма интенсивности [3]. Преобразование Фурье голограммы интенсивности дает функцию автокорреляции объекта, по которой можно получить определенную информацию о размерах объекта.

Исследование структуры голограммы интенсивности показывает, что ее можно представить как линейную сумму пространственных гармоник, каждая из которых обязана своим появлением интерференции сигналов от различных пар «блестящих» точек [4]. В зоне Фраунгофера пространственная гармоника, образованная взаимодействием сигналов, отраженных от точек i и j множества N, содержащего n отражателей, будет иметь вид где Е – амплитуда поля в области отражающих точек; Ai, Aj – коэффициенты отражения i-й и j-й точек; – длина волны излучения; z – расстояние от плоскости приема до области отражающих точек; k=2/; xi, xj, yi, yj – координаты iй и j-й точек по осям и соответственно в плоскости xy, связанной с пространством отражателей; z – проекция расстояния между i-й и j-й точками на ось z [4] (рис. 2, а).

Выделив с помощью спектрального анализа параметры отдельных гармоник (амплитуду и частоту), по ним можно определить относительное положение отражателей («блестящих» точек) и таким образом восстановить структурное изображение объекта.

Периоду пространственных гармоник Tij соответствуют в плоскости ху два возможных относительных положения отражателей i и j, формирующих гармонику Gij.

Обозначенная через Iij операция размещения проекции на плоскость ху точки j относительно точки i на основании значений периода Tij по осям и гармоники Gij, представлена на рис. 2, б. Так как определяются относительные координаты точек i и j, а не их абсолютные значения, то положение исходной точки i в плоскости ху выбирается произвольным.

Три отражателя дают в плоскости три гармоники Gij, Gik, Gjk, для которых на основе операций I можно двузначно зафиксировать относительные положения точек i, j, k.

Обозначим через Zijk операцию размещения в плоскости ху точки k относительно точек i и j [4]:

Графическое изображение Zijk представлено на рис. 2, в [4]. Исходное множество N определяется двузначно [4]:

где N' – отражение N в точке i.

Получаемая при этом двузначность изображения не играет существенной роли в задаче опознавания наблюдаемых объектов.

Рассмотрим диаграмму переизлучения известного двухмоторного самолета В-26 рис. 3 [5]. Из характера диаграммы видно, что на участке углов 120 – 150 она формируется в основном двумя «блестящими» точками, так как распределение сигнала в зоне Фраунгофера, изображенного в координатах интенсивность – расстояние, в направлении оси самолета представляет собой кривую, близкую к гармонической функции, что соответствует интерференции сигнала от двух источников излучения. Этими «блестящими» точками, очевидно, являются левый двигатель и носовая часть фюзеляжа с малым радиусом крутизны поверхности.

Рис. 3. Самолет В-26 и его диаграмма переизлучения (=10 см) Проведем расчет расстояния между «блестящими» точками в направлении, перпендикулярном линии визирования (наблюдения). Из рис. 3 видно, что угол между пиками двух лепестков диаграммы переизлучения на указанном учатке т=1. При дальности до объекта наблюдения z=10км имеет период пространственной гармоники Т=z·т=104/57175 м, откуда из (1) х=z/Т= =0,1·104/1755,7 м.

Диаграмма переизлучения в области углов, близких к оси самолета, является суммой трех пространственных гармоник, из которых две имеют значительно большую амплитуду, чем третья. Эти две гармоники создаются сигналами, отраженными от фюзеляжа и левого и правого двигателей. Период этой пространственной гармоники, посчитанный аналогичным образом, составляет 263 м, а расстояние между «блестящими» точками 3,8 м. Реальное расстояние между элементами конструкции самолета, создающими рассматриваемые «блестящие» точки, составляет соответственно 5,5 и 3,4 м.

Структурная схема системы, реализующей предлагаемый метод, представлена на рис. 4. Объект наблюдения облучается в процессе полета самолета зондирующими импульсами передатчика (Прд), поступающими через антенный переключатель в антенну. Отраженные сигналы с выхода приемника (Прм) детектируются, и их амплитудное распределение вдоль трассы полета обрабатывается в ЭВМ. В процессе движения самолета формируется синтезированная апертура необходимых для заданной разрешающей способности размеров.

Рис. 4. Структурная схема информационной системы Предлагаемая система может быть реализована на существующих РЛС путем организации канала измерения амплитуды отраженного сигнала.

Алгоритм распознавания наблюдаемого объекта на борту ЛА следующий.

1. На формируемой РЛС карте местности выделяется яркая точка, которая может являться интересующим наблюдателя объектом (из-за ограниченной разрешающей способности весь объект представляется в виде одной точки и не может быть идентифицирован).

2. В течение некоторого времени полета измеряется амплитуда радиосигналов, пришедших от этого объекта, и записывается в память ЭВМ в виде функции времени A(t). Знание скорости полета устанавливает однозначное соответствие между функцией времени A(t) и функцией расстояния A(х).

3. В результате фиксируется сумма пространственных гармоник, каждая из которых образована взаимодействием сигналов от разных пар «блестящих» точек наблюдаемого объекта.

4. По параметрам отдельных гармоник в соответствии с приведенным методом восстанавливается структурное изображение наблюдаемого объекта в виде пространственного расположения «блестящих» точек.

5. Затем осуществляется корреляционная обработка полученного изображения с целью идентификации наблюдаемого объекта: вычисляется корреляционный функционал для изображений ожидаемых объектов, хранящихся в памяти ЭВМ для идентификации.

Следует отметить, что рассматриваемый метод позволяет получить изображение в системе координат наблюдаемого объекта (а не в системе координат наблюдателя), что резко сокращает число вариантов перебора по плоскопараллельному сдвигу и углам ракурса в процедуре распознавания.

1. Кондратенков Г.С. Проблемы и перспективы развития радиовидения // Радиотехника.

2000. № 1.

2. Стайнберг Б.Д. и др. Экспериментальное определение ЭПО отдельных отражающих частей самолета // ТИИЭР. Т.77. № 5. 1989.

3. Устинов Н.Д., Матвеев И.Н., Протопопов В.В. Методы обработки оптических полей в лазерной локации. – М.: Наука. Главная редакция физико-математической литературы, 1983.

4. Меркишин Г.В. Синтез информационных параметров интерференционной картины при амплитудной фильтрации пространственных гармоник // Радиотехника. 1987.

5. Радиолокационные устройства / Ред. Григорин-Рябов В.В. – М.: Советское радио, 1970.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИДЕНТИФИКАЦИЯ СВЧ СТРУКТУР ПО ИХ СОБСТВЕННЫМ

ЭЛЕКТРОМАГНИТНЫМ ИЗЛУЧЕНИЯМ

Использование СВЧ устройств требует достаточно точных методов расчета и представления сложных электромагнитных структур в сверхшироком диапазоне частот от нуля до сотен гигагерц. Однако существующие методы моделирования (TLM, FDTD), позволяющие выполнить анализ с высокой точностью, требуют значительных вычислительных затрат. Так, при использовании самых современных вычислительных средств время расчета электромагнитных полей в таких структурах имеет порядок от нескольких часов до нескольких суток. Использование методов, применяемых при расчете радиотехнических цепей, одновременно с проведением идентификации таких систем [1] позволяет значительно сократить необходимый объем вычислений и существенно уменьшить время, необходимое для моделирования.

Согласно методу сингулярных разложений Баума [2], сигнал, описывающий рассеянное электромагнитное поле, может быть разделен на ранневременную и поздневременную части. Параметры модели, описывающей поздневременную часть, могут служить для проведения идентификации системы, однако для этого требуется проведение границы между частями, или по-другому – определение длительности ранневременной части.

В настоящей статье представлены методы определения длительности ранневременной части и выбора порядка полюсной модели, используемой для описания поздневременной части. Нами предложен выбор истинного порядка модели на основании того факта, что набор полюсов, определяемых параметрическим методом оценки, не зависит от того, какой участок поздневременной части импульсной характеристики рассматривается. Для определения передаточной функции по измеренным данным или результатам численного моделирования была использована методика восстановления импульсной характеристики на основе свойств сингулярного разложения матриц.

В общем случае спектр рассеянного сигнала Y(f) представляет собой реакцию системы на возбуждающий сигнал, обладающий конечным спектром X(f).

Тогда передаточная функция системы может быть определена как где HЦ(f) описывает целую часть передаточной функции; K – количество полюсов pk системы.

Восстановление импульсной характеристики устройства может быть проведено в дискретном времени, если представить рассеянный сигнал y[n] как результат свертки возбуждающего сигнала x[n] и импульсной характеристики устройства h[n], которая может быть записана в матричной форме [3]:

где N – число отсчетов данных.

Импульсная характеристика является решением системы линейных уравнений (2), для которого требуется отыскание обратной матрицы входного сигнала x-1. Существенной трудностью является то, что матрица x оказывается плохо обусловленной. Поэтому для решения системы (2) необходимо провести аппроксимацию исходной матрицы x хорошо обусловленной матрицей меньшего ранга. Для этого используется представление матрицы на основе ее сингулярного разложения (SVD):

где U и V – ортонормированные матрицы размерности NN; – диагональная матрица, состоящая из сингулярных чисел i, следующих в порядке убывания их значений.

Число обусловленности Qx матрицы возбуждающего сигнала x может быть оценено отношением максимального и минимального сингулярные чисел матрицы x.

Аппроксимация исходной матрицы x на основе сингулярного разложения заключается в том, что выбираются наибольшие сингулярные числа, такие, что отношение максимального из них к минимальному не превышало наперед заданного значения. Дополнительно к этому можно отобрать такие сингулярные числа, спектры собственных векторов которых лежат в желаемой полосе анализа системы. Тогда решение системы (2), удовлетворяющее минимуму среднеквадратической ошибки, находится как где D - усеченная матрица сингулярных чисел.

После определения отсчетов импульсной характеристики необходимо ее описание подходящей моделью. Целиком импульсная характеристика может быть представлена суммой [4]:

где hЦ[n] обозначает ранневременную, или целую, часть импульсной характеристики, а hП[n] – поздневременную часть, описываемую посредством полюсов zk = exp(sk·Tд) и их вычетов k (Tд – период дискретизации).

Методы параметрической оценки полюсов и вычетов, например метод матричных пучков (MPM), требуют задания порядка полюсной модели K. Выбор правильного порядка является сложной задачей. С одной стороны, увеличение порядка приводит к повышению точности аппроксимации, но с другой стороны, избыточное число полюсов может приводить к тому, что позиции некоторых из них будут зависеть от части импульсной характеристики, предлагаемой методу.

Метод матричных пучков пытается подобрать аппроксимацию предложенной ему импульсной характеристики (или ее части) полюсной моделью h [n] заданного порядка.

Относительная среднеквадратичная ошибка (RMSE) является интегральной оценкой точности аппроксимации выбранной моделью:

Другим предлагаемым нами критерием выбора порядка модели является стабильность положения полюсов на z-плоскости. Этот критерий требует специального инструмента, позволяющего дать количественную оценку степени близости двух наборов полюсов друг к другу. В качестве такого средства сравнения нами используется модифицированный метод Е-импульса. Дискретный Е-импульс [5] e[n], основанный на методе вынужденного Е-импульса, заключается в построении фильтра для полюсов, заданных на z-плоскости. Фильтр Eимпульса минимизирует поздневременную часть реакции c[n] на своем выходе, если воздействие h[n] содержит только те полюса, по которым Е-импульс был синтезирован. Количественной мерой минимизации служит дискриминационное число Е-импульса (EDN), вычисляемое как В качестве исходных данных экспериментального исследования использовались результаты TLM моделирования резонатора, выполненного по технологии «кремний на изоляторе». На рис. 1 представлен график зависимости параметра EDN от предполагаемой границы поздневременной части.

Рис. 1. EDN от предполагаемой границы для разных порядков модели Рис. 2. Разделение ИХ на ранневременную и поздневременную части По графику рис. 1 нами был выбран порядок модели, равный шести, которому соответствует наиболее плоский график, а также длительность ранневременной части 20 пс, соответствующая началу плоского участка. На рис. 2 представлено разделение импульсной характеристики на ранневременную и поздневременную части, выполненное на основе выбранного порядка модели и определенной границы поздневременной части.

1. Russer. P. The Transmission Line Matrix Method. In Applied Computational Electromagnetics, NATO ASI Series, pp.243-269, Springer, Berlin, New York, 2000.

2. Baum. C.E. On the Singularity Expansion Method for the Solution of Electromagnetic Interaction Problems, AFWL Interaction Note 88, December 11, 1971.

3. Rothwell E.J. and Weimin Sun. Time Domain Deconvolution of Transient Radar Data. IEEE Transactions on Antennas and Propagation. Vol. 38. № 4. Pp. 470-475. Apr. 1990.

4. Kuznetsov Y., Baev A., Coccetti F., Russer P. The Ultra Wideband Transfer Function Representation of Complex Three-Dimensional Electromagnetic Structures. In 34-th European Microwave Conference, Amsterdam, Oct. 2004.

5. Shevgunov T., Aleksandrov A. Ultra Wideband Radar Targets Discrimination Using Frequency Domain E-pulse Method. In 15th International Conference on Microwaves, Radar and Wireless Communications. Pp. 897-900. May 2004.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ОПЕРАТИВНЫЙ АНАЛИЗ РЛ ИНФОРМАЦИИ В ПАНОРАМНЫХ РЛС

С ЦИФРОВОЙ ОБРАБОТКОЙ СИГНАЛОВ

В статье рассматриваются возможности применения специального программного обеспечения, предназначенного для первичной обработки радиолокационной информации. Показано, что применение данного программного обеспечения упрощает анализ и увеличивает адекватность восприятия складывающейся РЛ обстановки на примерах двух РЛС обзора пространства.

Высокое дальномерное и азимутальное разрешение, реализуемое современными панорамными РЛС обзора пространства, приводит к значительному росту информативности радиолокационного изображения (РЛИ). Большинство объектов локации в этих условиях становятся протяжёнными и могут быть охарактеризованы пространственным распределением интенсивности отражений, которое в значительной степени определяется геометрической формой реальных объектов [1].

Изучение таких распределений и выявление статистически устойчивых признаков, связанных с пространственным распределением локальных отражателей для различных объектов, позволяет сформировать банк данных, необходимый для решения актуальной задачи идентификации таких объектов.

Целью данной работы является разработка специального программного обеспечения (СПО), позволяющего оператору панорамной РЛС проводить экспресс-анализ радиолокационных изображений в описанных условиях и обеспечивающего возможность оперативной оценки структуры, геометрической формы и размеров лоцируемых объектов.

Задачи, решаемые СПО, – преобразование координат исходного цифрового массива и устранение геометрических искажений, формирование детальных дальномерных и азимутальных портретов, а также трёхмерных графических образов формы отражения от объектов локации. При этом основные требования к СПО состоят в следующем: СПО реализуется на универсальной ПЭВМ с использованием современной визуальной среды программирования; обеспечивается работа СПО в мягком реальном времени.

Для двух панорамных РЛС с ЛЧМ [2] и короткоимпульсными зондирующими сигналами [3], с высоким дальномерным ( R = 1 м) и азимутальным разрешением ( АЗ = 1° ) и секторным обзором пространства ( АЗ = 60° ), различающихся видом зондирующего сигнала (непрерывный ЛЧМ и короткоимпульсный), создаются алгоритмы и соответствующее специальное ПО, позволяющее решать отмеченные выше задачи.

Как известно, в классических РЛС отображение осуществляется на аналоговом индикаторе с радиально-круговой развёрткой в координатах, «азимутдальность». В данном случае для обработки и отображения РЛ информации используется ПЭВМ. Изображение выводится с помощью стандартного монитора на ЭЛТ или жидкокристаллической панели c прямоугольным растром.

В рассматриваемых РЛС данные поступают в ПЭВМ с блока ЦОС в виде последовательного набора строк по дальности. Учитывая прямоугольный растр устройства отображения, логичным решением является вывод РЛИ на индикатор без дополнительных преобразований, когда каждый отсчёт отображается одной точкой сообразно своему положению в массиве исходных данных. Получаемое в таком случае РЛИ (рис. 1) не соответствует геометрическим пропорциям наблюдаемых объектов, что значительно затрудняет понимание такого изображения человеком-оператором.

Рис. 1. РЛИ (сектор обзора 60° ) в непреобразованных координатах: а – для: прямого отрезка дороги (РЛС с ЛЧМ); б – слегка изогнутого вправо канала (короткоимпульсная РЛС) С целью представления РЛ информации в более удобной и наглядной форме используется преобразование изображения в полярную систему координат с отображением результата на индикаторе с прямоугольным растром, что несколько усложняет задачу. Очевидно, что подобная задача может быть решена с использованием известных формул связи полярной и декартовой систем координат.

В результате применения преобразования координат искажения геометрических пропорций на РЛИ устраняются, а само РЛИ принимает вид сектора, как это показано на рис. 2.

Рис. 2. РЛИ (сектор обзора 60° ) после преобразования координат, для тех же участков местности, что и на рис. Так как по формируемому в результате преобразования координат изображению производится оценка РЛ ситуации, в области малых дальностей, где на один элемент растра устройства отображения приходится два и более элементов исходного массива РЛ данных, целесообразно отображать максимальное из таких значений, поскольку использование других методов, в частности усреднения, может привести к пропуску цели оператором, в результате уменьшения яркости соответствующего элемента разрешения.

Использование преобразования координат значительно увеличивает наглядность и адекватность восприятия итогового РЛ изображения оператором РЛС по сравнению с представлением РЛИ в непреобразованном виде.

Следующим этапом разработки СПО стало добавление возможности вывода дальномерных и азимутальных портретов. Изменение яркости в строке по дальности на РЛИ не столь информативно в смысле обнаружения малых по амплитуде изменений, как отображение информации в виде графика, которое позволяет использовать весь диапазон значений получаемой с АЦП информации, т.е. увеличивает адекватно воспринимаемый оператором динамический диапазон значений по сравнению с яркостным РЛИ.

Возможность вывода азимутальных и дальномерных портретов представляет особый интерес при проведении экспериментальных исследований форм отражения и ЭПР различных объектов. Например, на рис. 3 показано РЛИ, полученное в РЛС с ЛЧМ, для которого построены азимутальное и дальномерное сечения отражения от легкового автомобиля на перекрёстке. Это позволяет наблюдать многоточечный характер отражения от автомобиля по азимуту и его протяжённость по дальности.

Рис. 3. Фрагмент РЛИ (сектор обзора 60° ) для двух автомобилей на перекрёстке: после преобразования координат (а); азимутальный (б) и дальномерный (в) портреты для выделенных строк на РЛИ Таким образом, введение возможности отображения информации в виде графика позволяет получать более точные характеристики отражения от объектов локации как по дальности, так и по азимуту, что значительно упрощает проведение экспериментальных исследований и их оперативный анализ.

СПО позволяет формировать трёхмерные портреты вида азимутдальность-интенсивность для определённого оператором фрагмента РЛИ произвольного размера. Трёхмерное изображение представляет собой набор дальномерных и азимутальных портретов для выбранной области и может быть интерпретировано как семейство графиков.

Трёхмерные портреты отличаются большей информативностью для оператора РЛС, нежели классическое яркостное РЛИ. Это обусловлено физиологическими особенностями зрительного восприятия человека. Так как интенсивность отражения в том или ином элементе разрешения представляется не яркостью, а геометрическим положением точки на индикаторе. Пример РЛИ и трёхмерных изображений для баржи в канале приведён на рис. 4. Трёхмерное изображение может быть повёрнуто под произвольным углом относительно любой из осей с целью получения наиболее удобного для наблюдения ракурса.

Трёхмерный РЛ образ позволяет получать больше информации о лоцируемых объектах по сравнению с яркостным РЛИ, а также проводить оперативную оценку геометрических параметров объекта и распределения интенсивности отражения по дальности и азимуту, что значительно поднимает информативность РЛ данных представляемых на экране ПЭВМ.

Рис. 4. Фрагмент РЛИ (сектор обзора 60° ) баржи в канале (а) и трёхмерные изображения для выбранного фрагмента с различных ракурсов (б,в) Рассматриваемое СПО было разработано в среде визуального программирования Borland Delphi 7 и функционирует под любой операционной системой семейства Windows старше версии 95, что обеспечивает универсальность и совместимость СПО в случае обновления аппаратной базы ПЭВМ.

Представление РЛ информации на экране ПЭВМ не только в виде яркостного РЛИ, но и одновременно в виде дальномерных и азимутальных портретов, а также трёхмерных образов позволяет значительно повысить её наглядность и облегчает проведение экспериментальных исследований характеристик РЛ отражений для различных объектов.

Данное СПО может быть использовано не только в экспериментальных РЛС для изучения свойств отражений от различных объектов, но и в качестве дополнительной возможности, в составе панорамных РЛС, позволяющей проводить экспресс-анализ отражений от того или иного объекта (например, в РЛС обзора лётного поля).

1. Бакулев П.А. Радиолокационные системы // Радиотехника. 2004.

2. Ананенков А.Е., Коновальцев А.В. и др. Исследование РЛС переднего обзора с частотной модуляцией. Доклад на международной конференции КрыМиКо, 2001.

3. Нуждин В.М., Сулимов Ю.О. и др. Определение коэффициента передачи автомобильного радиолокатора 8 мм диапазона по результатам натурных измерений // Радиотехника.

2001. №3.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

РАЗРАБОТКА КОНСТРУКТИВНОЙ СХЕМЫ И АЛГОРИТМА

ПРОЕКТИРОВАНИЯ ЭЛЕКТРИЧЕСКОГО ПРИВОДА АНТЕННОГО

КОМПЛЕКСА

Для слежения за объектами, находящимися на околоземной орбите, используются антенны, которые работают в радиолокационном и оптических диапазонах. Антенны оптического диапазона обладают большей информативностью и являются более защищёнными от возможного перехвата информации.

Основными проблемами для этого класса средств слежения являются обеспечение необходимой точности и плавности хода. Проблема точности наведения обуславливается небольшими угловыми размерами диаграммы направленности антенны, а плавность хода – главным образом, нежёсткостью конструкции.

Одним из методов увеличения плавности хода является использование многодвигательных систем, основанных на принципе усреднения и взаимоисключения влияния различных параметров системы (нежёсткости, люфтов и т.п.). Но в системах приводов наряду с двигателем, как правило, имеется ещё и редуктор, в котором существуют те же проблемы. Это означает, что редуктор необходимо выполнять с минимальным количеством звеньев, а сами звенья выбирать максимально жёсткими. Таким редуктором является волновая передача.

Достигнуть необходимой точности и плавности хода антенны можно, если использовать привод, который совмещает в себе преимущества многодвигательной системы и волновой передачи. Однако если сделать систему, состоящую из некоторого количества двигателей и волновых передач, то система получится довольно громоздкой, и встает вопрос: как же объединить эти приводы, т.е. как суммировать их выходные перемещения?

Одним из видов объединения приводов является объединение приводов в дифференциале специальной конструкции. Следовательно, рационально использовать в качестве дифференциала волновую передачу. Сделать это можно, если вместо классических видов волнообразователей волновой передачи использовать волнообразователь, показанный на рис. 1.

Здесь внутри гибкого колеса 1 волновой передачи расположены восемь одинаковых толкателей 2, которые все вместе и являются волнообразователем.

Если на волнообразователь подавать синусно-косинусный сигнал, такой, чтобы на каждый последующий толкатель подавался сигнал со смещением по фазе в 45° относительно предыдущего, то толкатели будут последовательно деформировать гибкое колесо волновой передачи, создавая волну деформации, которая, в свою очередь, будет передавать движение с гибкого колеса 1 на жёсткое колесо 3 через зубчатое зацепление.

Такая конструкция будет обладать преимуществами многодвигательных систем и жёсткостью волновой передачи. Особенностью этого объединения приводов является то, что выходное звено привода (толкателя) должно совершать поступательное, а не вращательное движение.

Применение электрических двигателей поступательного действия нерационально, потому что усилие, которое необходимо развивать на гибком колесе волновой передачи, достаточно большое, а это означает, что двигатель придётся выбирать мощным и, как следствие, с большими габаритами. При использовании двигателей вращательного действия двигатель и передачу – преобразователь вращательного движения в поступательное – можно располагать несоосно, а между ними поставить дополнительный редуктор, что позволит минимизировать габариты. Пример функциональной схемы привода показан на рисунке (здесь: ОПМТ - оптический преобразователь матричного типа; ОУ – операционный усилитель; УМ – усилитель мощности; ПЛП – планетарная передача;

ЦП – цилиндрическая передача; ШВП – шариковинтовая передача; ВП – волновая передача; ДЛП – датчик линейных перемещений).

Алгоритм проектирования такой системы будет выглядеть так.

1. Определение параметров волновой передачи.

Рассчитывается диаметр гибкого колеса волновой передачи [1]:

где Мвых – требуемый момент на выходном звене привода; Кд=0,25 Н/мм2 – коэффициент диаметра гибкого колеса. Для предварительных расчётов принимается dг = dж. Модуль жёсткого и гибкого колес m определяется по формуле (2) для передаточного числа qв, которое выбирается из ряда рациональных значений и общего передаточного числа привода:

Рис.2. Функциональная схема электрического привода антенного комплекса Точное значение делительного диаметра гибкого колеса:

2. Определение типа и параметров передачи преобразователя вращательного движения в поступательное.

Сила, с которой толкатель должен действовать на гибкое колесо волновой передачи, рассчитывается по формуле [1] где КF – коэффициент, учитывающий количество толкателей, которые участвуют в создании одной волны деформации гибкого колеса; u – количество волн деформации гибкого колеса; - угол рассогласования между вектором суммарного усилия, создаваемого волнообразователем и радиальной осью, проходящей через вершину волны деформации.

Лучшим решением по выбору типа передачи является шариковинтовая передача, так как она может передавать большие усилия, обладает пониженным трением из-за замены трения скольжения трением качения, и в том случае, если гайку такой передачи выполнить разрезной, появится возможность выбора люфта, что очень важно в системах с повышенной точностью.

Основными расчётными формулами шариковинтовой передачи являются:

сила, действующая на один шарик, из условия заданного количества шариков ( Z ш ) [1]:

необходимый диаметр шарика, который определяется из условия прочности:

3. Определение мощности исполнительного двигателя.

Расчётная мощность двигателя:

где вых - скорость выходного звена системы.

Далее по расчётной мощности выбирается марка двигателя из заданной или выбранной серии.

4. Определение способа передачи движения с двигателя на шариковинтовую передачу.

В рассмотренной схеме для уменьшения радиального размера предложено следующее решение: передавать движение с двигателя не на шток шариковинтовой передачи, а на её гайку, при этом закрепив шток так, чтобы он имел возможность свободно перемещаться поступательно, но не мог вращаться. В свою очередь, на гайку шариковинтовой передачи надеть зубчатое колесо, а на вал двигателя шестерню, тогда возможно вместить всю систему в объёме гибкого колеса. Модуль цилиндрической передачи считается по формуле [1]:

где Zш – количество зубьев на шестерни; М Ц ВЫХ - момент на выходе цилиндрической передачи; qЦ - передаточное число передачи.

5. Определение типа и параметров дополнительного редуктора.

Возможен случай, когда между цилиндрической передачей и двигателем необходимо поставить ещё один редуктор для обеспечения требуемого момента или скорости на гайке шариковинтовой передачи (необходимо отметить, что такой случай может и не возникнуть). Тогда удобно использовать передачу, у которой входной и выходной валы расположены соосно, например, планетарную. Модуль такой передачи считается по формуле [1] где М ПЛ - момент на выходе передачи; nсат - количество сателлитов; Z1 - коВЫХ личество зубьев центрального колеса; q пл - передаточное число.

6. Составление динамической модели и расчёт жёсткости звеньев.

После того как определена конструкция всей системы, необходимо провести динамический анализ системы с учётом жёсткости звеньев. Сначала нужно определить места конструкции, где жёсткость минимальна. Такими будут:

вал между двигателем и планетарной передачей, вал между планетарной и цилиндрической передачами, шток шариковинтовой передачи и волновая передача. Жёсткость вала при кручении рассчитывается по формуле где Gсдв - модуль упругости сдвига; d – диаметр вала двигателя; L – длина деформируемого участка вала двигателя. Жёсткость при растяжении-сжатии где E - модуль упругости при растяжении-сжатии; S – площадь поперечного сечения штока шариковинтовой передачи. Жёсткость волновой передачи в режиме мультиплектора [1]:

где FТ - тангенциальное усилие, действующее на гибкое колесо; F–сила, развиваемая на штоке шариковинтовой передачи.

В результате расчёта значения жёсткостей могут различаться на порядки.

Тогда делается допущение, что места конструкции, где жёсткость намного выше, являются абсолютно жёсткими и ими можно пренебречь. В рассмотренном примере по результатам расчёта вал между планетарной и цилиндрической передачами, а также волновая передача приняты абсолютно жёсткими.

Для проведения анализа необходимо составить математическую модель системы и нарисовать её структурную схему. Математическая модель будет состоять из известных дифференциальных уравнений [2], описывающих динамику двигателя, усилителя мощности и механической передачи с учётом жёсткости. А оптический преобразователь матричного типа (ОПМТ) - устройство, преобразующее входной сигнал системы из оптического в электрический, и регулятор - устройство, раскладывающее сигнал с ОПМТ на синусную и косинусную составляющие, можно описать размерными коэффициентами усиления.

Структурная схема системы представлена на рис. 3 (здесь ВК - внутренний контур). Преимущество такой системы в том, что каждый внутренний контур, т.е. каждый отдельный толкатель, можно охватить единичной обратной связью или выполнить коррекцию системы по перемещению штока шариковинтовой передачи, что позволяет реализовать повышенные требования к точности системы.

Рис. 3. Структурная схема электрического привода антенного комплекса Таким образом, разработанная конструкция, структурная схема и алгоритм расчёта исполнительного механизма привода позволяют реализовывать высокую точность и плавность хода за счёт свойств многодвигательной системы и особенностей волновой передачи.

1. Самсонович С.Л. Основы конструирования электрических, пневматических и гидравлических исполнительных механизмов приводов летательных аппаратов. – М.: Изд-во МАИ, 2002.

2. Динамика следящих приводов / Под ред.Л. В. Рабиновича. – М.: Машиностроение, 1982.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

АРХИТЕКТУРА ПЕРСПЕКТИВНОЙ СИСТЕМЫ

ЭЛЕКТРООБОРУДОВАНИЯ ЛЕТАТЕЛЬНОГО АППАРАТА

Основная цель данной работы – сформулировать принципы создания перспективной системы электрооборудования летательного аппарата, построенной на современной элементной базе и использующей в качестве среды передачи управляющих команд и сигналов обратной связи (контроль и самоконтроль) мультиплексные каналы информационного обмена (МКИО). Акцент в описании системы сделан на управление нагрузками, а, следовательно, на исполнительные органы системы распределения электроэнергии на борту ЛА, в качестве которых использованы бесконтактные аппараты защиты и коммутации (АЗКБ), конструктивно интегрированные в энергоузлы.

Данная система предназначается для установки на борт перспективного двухдвигательного лёгкого фронтового истребителя (ЛФИ), поэтому для повышения надёжности в СЭО предусмотрены два независимых друг от друга канала генерирования и, соответственно, два канала распределения электроэнергии между потребителями. Каналы распределения могут объединяться на общую шину при отказе одного из каналов генерирования, а также при питании борта от аэродромного источника. Структурно-функциональная схема системы представлена на рис. 1.

Система является однопроводной с номинальным напряжением бортсети, равным 270В. Для уменьшения массы силовых проводов в качестве второго провода выступает корпус ЛА. Такой уровень напряжения обусловлен тем, что он получается путём двухполупериодного выпрямления трёхфазного напряжения 115 В, 400 Гц. Это позволяет использовать имеющиеся аэродромные источники питания. В качестве первичных источников электроэнергии на борту предполагается использовать гидравлические привод-генераторы ПГЛ-ПТ.

ПГЛ-ПТ – это вентильный нерегулируемый магнитоэлектрический генератор (МЭГ), приводимый во вращение авиадвигателем через топливный гидродинамический преобразователь (ПГЛ) (рис. 2). В режиме генерирования ПГЛ обеспечивает поддержание частоты МЭГ постоянной, но может изменять её в небольших пределах для регулирования напряжения. В режиме стартера ПГЛ работает как гидравлический редуктор, увеличивая момент, передаваемый от МЭГ к двигателю. МЭГ работает в режиме БДПТ (рис. 2). Таким образом, применение ПГЛ-ПТ позволяет обеспечить обратимость источника и повышенное напряжение генератора.

Предполагается, что для межсистемного обмена информацией на борту будет использоваться резервированный МКИО, соответствующий ГОСТ 26765.52-87 «Системы бортовые цифровые вычислительные. Мультиплексные каналы информационного обмена. Основные требования» (MIL-STD-1553B). В этом случае блок управления и контроля СЭО ЛА (БУК СЭО) является оконечным устройством для межсистемного МКИО, контроллер которого конструктивно входит в состав БЦВМ. В то же время БУК СЭО выполняет функцию контроллера МКИО энергоузлов (МКИО ЭУ), который соответствует ГОСТ 26765.52-87. В энергоузлах размещается бесконтактная коммутационнозащитная аппаратура (АЗКБ) и другое электрооборудование. Энергоузлы логически делятся на ЭУ левого и ЭУ правого каналов распределения.

Количество энергоузлов в каждом канале определяется физическим расположением групп потребителей на борту ЛА с целью уменьшения длин силовых проводов. Энергоузлы являются оконечными устройствами МКИО ЭУ.

Как уже было сказано, межсистемный обмен информацией, а также обмен информацией внутри СЭО ЛА (между отдельными модулями) осуществляется по мультиплексному каналу, соответствующему ГОСТ 26765.52-87. Данный МКИО предназначен для организации на основе линий с гальванической развязкой высоконадёжных скоростных каналов связи, обеспечивающих передачу данных в режиме реального времени в распределённых системах управления.

Передача информации ведётся под управлением контроллера канала (КК) по принципу «команда-ответ». Число оконечных устройств (ОУ) – от 1 до штук. В качестве физической среды передачи данных применяется симметричная экранированная витая пара. Длительное использование МКИО по ГОСТ 26765.52-87 в военной технике (самолёты, спутники, корабли) подтверждает его преимущества над другими каналами связи в случаях, когда требуется сочетание высокой скорости и надёжности обмена информацией.Помимо описанного выше МКИО, внутри отдельных модулей системы электрооборудования (прежде всего в энергоузлах) возможна организация обмена информацией с использованием протокола CAN-BUS. Скорость передачи может достигать Мбит/с. Максимальное число абонентов, подключённых к данному интерфейсу, определяется фактической нагрузочной способностью применённых приёмопередатчиков (трансиверов). Типовое значение количества абонентов на один трансивер – 100 штук. Протокол CAN использует оригинальную систему адресации сообщений. Каждое сообщение снабжается идентификатором, который определяет назначение передаваемых данных, но не адрес приёмника. Любой приёмник может реагировать как на один идентификатор, так и на несколько.

Это очень удобно с точки зрения управления нагрузками. Например, несколько АЗКБ должны находиться во включённом либо в отключённом (неаварийно) положении при различных логических состояниях СЭО ЛА («самолёт на земле» – «самолёт в воздухе»). Поэтому для включения/отключения коммутируемых ими нагрузок достаточно отправить абонентам одно сообщение, имеющее соответствующий идентификатор.

Основным функциональным звеном системы распределения электроэнергии, входящей в состав СЭО ЛА, является бесконтактный аппарат защиты и коммутации (АЗКБ). Аппарат предназначен для замены существующих электромагнитных контактных коммутационных устройств и тепловых автоматов защиты, используемых в современных бортовых системах электрооборудования постоянного тока, которые в условиях повышенного напряжения неприменимы вследствие быстрого износа контактов. Прямая замена тандема электромеханических устройств (электромагнитного реле и теплового автомата защиты) их полупроводниковыми аналогами обеспечивает повышение надёжности, быстродействия и ресурса, уменьшение электромагнитных помех, однако это происходит за счёт увеличения тепловых потерь и массы, что противоречит задаче миниатюризации.

Чтобы избежать проигрыша по массе, нужно возможно полнее использовать свойства бесконтактных ключей. Первым свойством является естественное объединение функций коммутации и защиты. Второе свойство бесконтактных аппаратов – возможность ограничения токов при коротких замыканиях и любых неаварийных переходных токах, в результате чего увеличивается ресурс потребителей и повышается качество питающего напряжения, что способствует уменьшению массы проводов и бортовых блоков СЭО. Для более глубокой миниатюризации СЭО в целом целесообразно сосредоточить цифровые компоненты системы.

Рис. 1. Структурно-функциональная схема СЭО перспективного ЛФИ Рис. 2. Функциональная схема привод-генератора ПГЛ-ПТ Поэтому энергоузел становится отдельной высокотехнологичной единицей: в нём происходит приём команды с более высокого иерархического уровня по МКИО, осуществляется преобразование абстрактной команды СЭО в набор сообщений протокола CAN, после чего абоненты, опознавшие один из своих идентификаторов, через цифро-аналоговый преобразователь подают (или снимают) сигнал ТТЛ-уровня на управляющий вход АЗКБ. Параллельно производится контроль состояния АЗКБ. Кроме того, питание всех АЗКБ производится от общего (резервированного) вторичного источника, входящего в состав энергоузла, что уменьшает суммарную массу и габариты СЭО.

Заметим, что всё вышесказанное относилось, в основном, к коммутационным функциям АЗКБ. Защитные функции нужно рассмотреть отдельно. Одно из главных требований к защите – быстродействие. Даже небольшая временная задержка как при возникновении токовой перегрузки, так и при отключении аварийной цепи ведёт к дополнительному нагреву аппарата, что заставляет увеличивать массу охладителя АЗКБ.

Поскольку АЗКБ – серийное изделие, то масса охладителя будет завышена у всех аппаратов, что негативно скажется на СЭО в целом. Поэтому с целью увеличения быстродействия защиты модульные АЗКБ – полностью аналоговые.

Структурная схема модуля АЗКБ представлена на рис. 3.

Основным элементом в структурной схеме является силовой транзисторный ключ (СТК), который, исходя из требований минимального падения напряжения на ключе и экономичности, должен быть выполнен на МДПтранзисторах. Для формирования время-токовой характеристики (ВТХ) в функциональную схему аппарата введены датчик тока (ДТ) и формирователь времятоковой характеристики (ФВТХ), состоящий из квадратора (К), интегратора (И), компаратора отключения (КО) и компаратора пограничного тока (КПТ).

Помимо формирования время-токовой характеристики, датчик тока (ДТ), выдавая аналоговый сигнал на ограничитель тока нагрузки (ОТН), участвует в ограничении тока, протекающего через аппарат, в зависимости от величины токовой перегрузки. Для защиты транзисторов СТК от перенапряжений, возникающих в результате отключения нагрузки, имеющей индуктивный характер, в аппарате предусмотрен ограничитель напряжения (ОН). Для гальванической развязки цепей управления и силовой цепи в АЗКБ предусмотрен блок гальванической развязки (БГР), реализованный на основе оптронов. Блокировка аппарата в отключённом состоянии в результате аварийного срабатывания осуществляется с помощью цепи блокировки (ЦБ). Формирование команд, поступающих в усилитель мощности (УМ), производится формирователем команд (ФК). Индикация минимального тока нагрузки реализуется с помощью компаратора минимального тока (КМТ). Питание схемы управления осуществляется от внешнего источника вторичного электропитания (ИВЭП). Контроль за выходными напряжениями ИВЭП осуществляет реле напряжения питания (РНП).

Для создания системы электрооборудования ЛА описанной архитектуры необходим большой объём НИОКР сразу в нескольких отраслях промышленности, но, несмотря на это, концепция выглядит очень привлекательно, так как система выгодно отличается от существующих: повышается общая надёжность СЭО; улучшается качество электроэнергии; в целом для ЛА (применительно к боевому самолёту) увеличивается радиус действия и функциональность, появляется возможность нести дополнительную полезную нагрузку за счёт снижения массы и габаритов СЭО.

1. Конев Ю.И., Ермошин В.М. Системы электрооборудования ЛА. – М.: Изд-во МАИ, 1997.

2. Машуков Е.В. Транзисторные автоматы защиты и коммутации. – М.: МАИ, 1984.

3. Кушнерёв В.В. Электротехнический комплекс самолётов нового поколения // Датчики и системы. 2002. № 7.

4. ГОСТ 26765.52-87. «Системы бортовые цифровые вычислительные. Мультиплексные каналы информационного обмена. Основные требования».

Надежность и безопасность полетов Б.В. Бойцов, Ю.Ю. Комаров, Е.А. Комогорцева, М.Ю. Куприков Московский авиационный институт (государственный технический университет)

СИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТЕХНИЧЕСКОГО

ОБСЛУЖИВАНИЯ И РЕМОНТА САМОЛЕТОВ: ЭКОНОМИЧЕСКАЯ

ВЫГОДА И БЕЗОПАСНОСТЬ ПОЛЕТОВ

Безопасность самолета на протяжении всей истории авиации рассматривалась как его важнейшее свойство. Любой пилотируемый аппарат при отказе одной из систем, обеспечивающей управляемый полет, представляет собой опасность для пассажиров, экипажа, а также для людей, находящихся в непосредственной близости от места его падения. Безопасность самолета определяет и успех его сверхдальнего перелета, и многолетнюю его эксплуатацию на пассажирских авиалиниях. Сегодня даже одна катастрофа многоместного пассажирского лайнера или сверхзвукового самолета может нанести непоправимый урон престижу эксплуатирующей организации и разработчику. Требования к безопасности современных самолетов установлены на очень высоком уровне.

Безопасность полетов и экономическая эффективность современных самолетов (рис. 1) существенно зависит от уровня их эксплуатационнотехнических характеристик и технологий производства. К числу основных факторов, определяющих уровень этих характеристик, относится надежность конструкции самолета и его бортовых систем и проведение комплекса работ по техническому обслуживанию и ремонту (ТОиР).

Безопасность полетов в гражданской авиации всегда была в центре внимания. Однако развитие авиации за последние годы показало растущий интерес к системному рассмотрению всей совокупности эксплуатационно-технических характеристик самолетов (включая безопасность полетов, надежность, контролепригодность и эксплуатационную технологичность) наравне с их летнотехническими характеристиками для достижения высокой безопасности, готовности и экономичности эксплуатации парка авиатехники. Это можно проиллюстрировать классической оптимизационной цепочкой взаимосвязей. Действительно, любые новые функциональные или экономические требования усложняют конструкцию самолета и его систем. Они влияют также на частоту и последствия (степень опасности), на стоимость устранения отказов.

Главные причины летных происшествий можно условно разделить на три основные группы:

человеческий фактор;

отказы авиационной техники;

нерасчетное воздействие внешней среды.

Б ЕЗОП А СН ОСТ Ь П ОЛ ЕТ ОВ

КП КТ КС

Периодичность и достоверность контроля Характеристики системы эксплуатационного Такая классификация позволяет выделить из общего свойства авиационного комплекса – безопасности полетов частное свойство конкретного самолета, его безопасность.

Определяя безопасность самолета, мы будем рассматривать его особенности с точки зрения эксплуатации, особенно в части технической эксплуатации.

Перечислим основные факторы, которые определяют эффективность использования самолета за счет увеличения показателя исправности Киспр и сокращения средней длительности стоянки самолета в аэропортах между смежными полетами и, следовательно, повышают безопасность самолетов:

повышение безотказности и эксплуатационной технологичности самолета и внедрение на этой основе новых, более эффективных программ ТОиР;

увеличение ресурсов агрегатов, изделий и узлов самолета;

выделение основных работ, влияющих на безопасность полетов, с целью сокращения объемов вспомогательных работ при ТОиР;

внедрение в аэропортах электронных систем информационного обеспечения ТОиР самолетов;

сокращение простоев самолета на всех формах ТОиР по организационно– техническим причинам;

совершенствование системы обеспечения эксплуатационных предприятий запасными частями, особенно в части прослеживания соответствия запасных частей установленным требованиям стандартов и требований эксплуатационных предприятий.

Реализация каждого из этих пунктов возможна на основе автоматизации передачи данных между подразделениями технической службы аэропорта, поставщиками авиационной техники и запасных частей, авиационными компаниями - перевозчиками и компаниями – производителями воздушных судов, эксплуатационными предприятиями (рис. 2).

Информационное обеспечение ТОиР включает информационное взаимодействие эксплуатанта с предприятиями разработчика, поставщика и государственных органов управления и контроля за безопасностью полетов в части обеспечения и поддержания летной годности ВС. Эти требования базируются на нормативных документах отрасли ГА России, рекомендациях ИКАО и являются общими для всех эксплуатантов ВС данного типа.

Система ТОиР представляет ГОСТ 18322 «Совокупность взаимосвязанных средств, документации технического обслуживания и ремонта и исполнителей, необходимых для поддержания качества изделий, входящих в эту систему». Эффективное взаимодействие всех участников системы ТОиР возможно при объединении их в единое информационное пространство на основе действующих международных и российских стандартов. Для осуществления этого предлагается разработка системы информационного обеспечения ТОиР.

СИСТЕМА ИНФОРМАЦИОННОГО

ОБЕСПЕЧЕНИЯ ТОИР ВС

ЕДИНОЕ ИНФОРМАЦИОННОЕ ПРОСТРАНСТВО

Рис. 2. Схема взаимодействия участников ТОиР самолета СИО ЭП будет включать в себя следующие подсистемы (рис. 3):

подсистема отдела оперативных технических решений, анализа технического состояния и управления ТЭ парка ВС (ОТР);

подсистема отдела диагностики (ОД);

подсистема цеха оперативного технического обслуживания (ОТО);

подсистема цеха периодического технического обслуживания и ремонта (ПТОиР);

подсистема отдела управления производством (ОУП);

подсистема материально-технического снабжения (МТО) и складов;

подсистема руководства и отдела управления СИО.

К факторам, создающим угрозу безопасности полетов, относят в первую очередь отказы авиационной техники в полете. Наиболее серьезными отказами являются:

разрушение элементов конструкции планера, силовых установок и других систем;

отказы в каналах информации и управления полетом, навигационных систем, в том числе и наземных систем;

отказы в системах жизнеобеспечения экипажа и пассажиров.

ЭКСПЛУАТАЦИОННОЕ

ПРЕДПРИЯТИЕ

РАЗРАБОТЧИК И

ИЗГОТОВИТЕЛЬ

Бортовые автоматические

БД БД БД

системы контроля (БАСК) Замечания экипажа

БД БД БД

системы контроля (НАСК) Проявление этих отказов в полете возможно из-за наличия конструктивных и производственных недостатков, нарушений технических условий при производстве, некачественного монтажа, попадания посторонних предметов в агрегаты систем и системы управления, недостаточной надежности агрегатов оборудования и систем ЛА и их силовых установок, неудовлетворительной контролеспособности ЛА, недостаточного контроля их технического состояния перед полетом.

В соответствии со всеми перечисленными факторами можно построить некоторые зависимости безопасности полетов самолета от эксплуатационных факторов (рис. 4).

Точность и своевреТочность и своевременность обнаружеменность исправления неисправности Рис. 4. Зависимости безопасности полетов самолета от эксплуатационных факторов Использование предлагаемой системы позволит повысить основные эксплуатационные показатели, влияющие на безопасность полетов. Графические зависимости после применения СИО приобретут следующий вид (рис. 5).

Рис. 5. Повышение основных эксплуатационных показателей после применения системы По данным международных статистик в области применения информационных технологий при создании и эксплуатации сложных наукоемких машин, использование информационных технологий является гарантом непрерывного повышения производительности и качества без изменения затрат времени (рис. 6). Это непременный залог повышения конкурентоспособности предприятия и закрепления его на международном рынке в качестве гаранта своей продукции.

С каждым годом появляются новые интегрированные системы, позволяющие автоматизировать один из этапов ЖЦИ, но среди них нет еще ни одной, позволяющей обеспечить интегрированную поддержку технического обслуживания и ремонта сложных наукоемких изделий, эксплуатация которых, как известно, обходится владельцу гораздо дороже, чем приобретение. Предлагаемая Система информационного обеспечения при определенной корректировке может быть использована для любых изделий. За системами, подобными представленной, будущее всего рынка наукоемких изделий.

Производительность 1. Смирнов Н.Н., Чинючин Ю.М. Эксплуатационная технологичность ЛА. – М.: Транспорт, 1994.

2. Далецкий С.В. Проблемы формирования системы технического обслуживания и ремонта воздушных судов гражданской авиации. – М.: Изд-во МАИ, 2001.

3. Надежность, безопасность и живучесть самолета: Учебник для студентов вузов, обучающихся по специальности «Самолетостроение». – М.: Машиностроение, 1985.

4. Соломонов П.А. Надежность планера самолета. – М., Машиностроение, 1974.

5. Информационные технологии в наукоемком машиностроении: Компьютерное обеспечение индустриального бизнеса / Под общ. Ред. А.Г. Братухина. – Киев: Техника, 2001.

6. Комогорцева Е.А. Качественный подход к сборочным моделям элементов конструкции летательных аппаратов. // Тезисы докладов участников Х международной студенческой школы-семинара «Новые информационные технологии. – М.: МГИЭМ, 2002.

7. Быстрицкая (Носова) Ю.Ю. Управление качеством изделия посредством хранения технической документации на электронных носителях // Тезисы докладов участников Х международной студенческой школы-семинара «Новые информационные технологии. – М.:

МГИЭМ, 2002.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

ИНФОРМАЦИОННО-ИЗМЕРИТЕЛЬНАЯ СИСТЕМА

ПОЛНОРАЗМЕРНОГО СТЕНДА И ПРОБЛЕМЫ ПОВЫШЕНИЯ

НАДЕЖНОСТИ ГИДРОГАЗОВЫХ СИСТЕМ САМОЛЕТА

Сфера использования гидроавтоматики чрезвычайно широка и постоянно расширяется, но при использовании в авиационной технике на нее налагаются повышенные требования в части безотказности работы и в части точной передачи энергии исполнительным механизмам.

Для современной авиационной гидравлической техники характерны такие направления развития, как увеличение степени автоматизации, повышение уровней рабочих параметров (нагрузки, скорости, температуры и др.), повышение точности функционирования и эффективности работы (производительности, мощности, КПД и др.), уменьшение габаритных размеров и массы, объединение отдельных агрегатов и подсистем в системы с централизованным управлением, что влечет за собой усложнение их конструкций и обуславливает необходимость точной оценки надежности агрегатов.

Под надежностью понимается свойство объекта выполнять заданные функции, сохраняя во времени значения установленных эксплуатационных показателей в заданных пределах, соответствующих заданным режимам и условиям использования, технического обслуживания, ремонтов и транспортирования.

Все показатели надежности определяются состоянием агрегата, которых может быть два: работоспособное и неработоспособное.

Работоспособное состояние – состояние агрегата, при котором он способен выполнять заданные функции, сохраняя значения заданных параметров в пределах, установленных нормативно-технической документацией. Неработоспособное состояние агрегата – хотя бы один заданный параметр не соответствует требованиям нормативно-технической документации.

Отказ – событие, заключающееся в нарушении работоспособности состояния агрегата.

Все отказы по характеру проявления можно разделить на внезапные и постепенные. Если в качестве обобщенного параметра, характеризующего работоспособность привода, гидроагрегата или подсистемы, можно выбрать вектор y (давление, расход, частота вращения, развиваемое усилие, скорость и др.), то деление на внезапные и постепенные отказы определяется скоростью изменения обобщенного параметра (рис. 1).

К постепенным относятся те отказы, для которых скорость изменения обобщенного параметра имеет конечное значение (кривая 2 на рис. 1). Основным признаком постепенных отказов является зависимость момента t2 его возникновения от длительности t0 предыдущей работы элемента. Постепенные отказы гидроагрегатов являются следствием необратимых изменений во времени их свойств.

Внезапные отказы (кривая 1 на рис. 1) характеризуются резким, скачкообразным изменением обобщенного параметра (скорость изменения стремится к бесконечности) под воздействием одного или нескольких возмущений, вызванных ошибками конструирования, производства и эксплуатации. Основным признаком внезапных отказов является независимость момента t1 его возникновения от длительности предыдущей работы элемента.

Деление отказов на постепенные и внезапные обычно связывают с возможностью контроля процесса. При постепенных отказах характеристики агрегата изменяются во времени и, следовательно, принципиально можно при помощи специальной системы контроля прогнозировать момент наступления отказа. Постепенные отказы, которые можно контролировать и прогнозировать, называются прогнозируемыми.

Рис. 1. Зависимость обобщенного параметра от времени На надежность гидроагрегатов влияют три группы факторов, требующих постоянного контроля: механические, гидравлические и климатические.

Механические факторы. Вследствие силового взаимодействия гидравлических исполнительных механизмов с окружающей средой возникают удары, нагрузки и вибрации.

Гидравлические факторы. Так как в гидравлике носителем энергии является рабочая жидкость, всякое воздействие, приводящее к изменению ее характеристик, может привести к отказу.

К гидравлическим факторам относятся чистота, температура, газонасыщенность (содержание воздуха) и старение рабочей жидкости.

Климатические факторы. К климатическим факторам относятся температура, влажность, солнечная радиация и запыленность окружающей среды.

Результатом влияния рассмотренных выше факторов в процессе эксплуатации является изменение выходных (эксплуатационных) параметров агрегатов. Поэтому для точной оценки надежности (в частном случае – ресурса безотказной работы) необходим постоянный контроль состояния всех приведенных воздействующих факторов.

Испытания на надежность (ресурс безотказной работы) состоят из выполнения заданного количества циклов срабатывания агрегатов, с имитацией эксплуатационных нагрузок для исполнительных механизмов. Количество циклов срабатывания каждого отдельного агрегата и подсистемы определяется опытом эксплуатации самолетов. Для испытания самолетной гидросистемы включая все подсистемы и отдельные агрегаты в наземных условиях, с целью назначения ресурсов безотказной работы могут использоваться полноразмерный стенд систем управления либо они могут проводиться изолированно – каждый агрегат в отдельности.

Полноразмерный стенд систем управления и гидрогазовых систем – сложный технический комплекс, конструктивно максимально приближенный к самолетной схеме. Соответствие схем является одной из важнейших задач создания стенда, так как даже небольшие отклонения длин и форм трубопроводов, неточности в установках агрегатов или прокладках электросхем являются факторами, уменьшающими достоверность стендовых исследований. Важной задачей также является имитация на земле нагрузок на органы управления и элементы автоматики изделия. Преимущество испытаний на стенде – возможность отработки всей системы в комплексе, с определением надежности трубопроводов и безотказности гидравлической логики и выявлением конструктивных недостатков. Указанные стенды используются также для воспроизведения и исследования в наземных условиях летных происшествий.

Полноразмерные стенды являются системами, задача оптимальной эксплуатации которых (управление, контроль параметров) не вполне решена на данный момент. Управление осуществляется вручную либо с помощью самолетных органов управления, либо с помощью технологических пультов. Системы записи сигналов, необходимые при отработке систем на полноразмерных стендах, позволяют производить одновременную запись данных весьма ограниченного количества параметров, что ставит под сомнение возможность достоверного и всестороннего изучения протекающих процессов, прогнозирования и выявления отказов.

Учитывая, что в последнее время в мире все большее применение находят автоматизированные системы управления технологическими процессами, попробуем представить такую систему применительно к случаю эксплуатации полноразмерного стенда.

На рис. 2 показан пример построения структуры информационноизмерительной системы. На объекте измерения (в нашем случае – полноразмерном стенде систем управления и гидрогазовых систем) устанавливаются датчики, позволяющие измерять давления, температуры, вибрации, уровни жидкости, перемещения (угловые, линейные), усилия (для загруженных исполнительных механизмов) и многие другие параметры. Датчики преобразуют физические величины в электрические сигналы. Электрические сигналы проходят предварительную обработку нормирующими модулями (усилителями), расположенными в кросс-стойках. Усиленные и нормированные сигналы поступают на аналого-цифровые преобразователи (АЦП) измерительно-вычислительного комплекса, где, собственно, и производится измерение. Полученные в процессе измерения данные проходят обработку и передаются в операторские станции для записи и отображения пользователям. Таким образом, благодаря одновременной записи разнородных параметров, становится возможным произвести всестороннюю оценку происходящих процессов.

Функциями измерительно-вычислительного комплекса, пример построения которого приведен выше, являются следующие.

1. Обработка измеренных данных – вычисление каких-либо оценок, совместный анализ данных нескольких вариантов записей, анализ данных на превышение установленных уровней и т.п.

2. Генерация сигналов, к примеру, формирование управления для исполнительных устройств в зависимости от измеренных данных.

3. Сохранение каких-либо данных в файловом виде. В случае ресурсных испытаний сохраняются записи целых этапов испытаний.

4. Отображение измеренных и обработанных данных в любом виде (графики, таблицы, гистограммы, и пр.).

5. Формирование отчетов, журналов с измеренными и обработанными данными для печати.

6. Передача данных в любом виде в другие программы, в том числе и через информационную сеть.

В данную логику работы вписываются также периодические лабораторные исследования агрегатов с помощью неразрушающих методов контроля с целью определения усталостных разрушений конструкций силовых исполнительных механизмов, позволяющие иметь полную картину состояния агрегата в процессе работы.

Таким образом, информационно-измерительная система сочетает все функции записи, обработки и контроля параметров исследуемых процессов, осуществляет управление этими процессами. Система позволит с высокой степенью достоверности воспроизвести на стенде летные происшествия и провести всестороннюю их оценку.

Что касается определения надежности и прогнозирования отказов, то данная система позволит своевременно выявить на земле многие конструктивные и производственные отказы. И, что особенно важно, с увеличением количества контролируемых параметров становится возможным своевременное прогнозирование эксплуатационных отказов. Появляется возможность точного определения не только величин t1, t2 – времён наработки до отказа, а, что важнее, величин t01, t02 (см. рис. 1) – время до входа в зону вероятности отказа. Это даст возможность конкретно для каждого агрегата и подсистемы с большей степенью точности, чем в настоящее время, назначать с учетом необходимых запасов надежности сроки летной эксплуатации и объемы планово–профилактических восстановительных работ самолета, обеспечить возможность эксплуатации гидрогазовых систем по состоянию самолета и значительно уменьшить вероятность отказов.

1. Сырицын Т.А. Эксплуатация и надежность гидро- и пневмоагрегатов. – М.:

Машиностроение, 1990.

2. Гамынин Н.С. Гидравлический привод систем управления. – М.: Машиностроение, 1972.

Московский авиационный институт (государственный технический университет)

КАДРОВЫЕ РЕСУРСЫ КАК ОДНА ИЗ ОСНОВНЫХ ПРОБЛЕМ

В АВИАЦИОННО-ПРОМЫШЛЕННОМ КОМПЛЕКСЕ

РОССИЙСКОЙ ФЕДЕРАЦИИ

Наиболее важными компонентами потенциала авиационного промышленного комплекса (АПК) являются:

кадровые ресурсы (по численности и квалификации);

объекты интеллектуальной собственности (ОИС) и прежде всего – knowhow;

основные производственные фонды (ОПФ), и прежде всего производственно-технологическое оборудование, предназначенное для выполнения НИР, ОКР и осуществления серийного производства.

Специфика кадровых ресурсов АПК в современных условиях характеризуется следующими аспектами:

1. Длительность сроков формирования. Минимальный срок подготовки ИТР с учетом обучения в вузе составляет 6-7 лет, а доведение специалиста до уровня научной зрелости – не менее 12 лет. При этом нижняя возрастная граница получения ученой степени кандидата наук составляет 30 лет, а доктора наук – 40 лет. Для рабочих получение достаточной квалификации, определяемой разрядностью, составляет не менее 5 лет.

2. Малые сроки дисквалифицирования. Утрата базовых знаний и дезактуализация представлений о ситуации в проблемной области составляет не более года.

3. Высокая продолжительность и низкая вероятность процесса квалификационной реабилитации в случае восстановления занятости в авиационном производстве. Как правило, переобучение такого рода занимает не менее одного года и имеет вероятность благоприятного исхода менее 50%.

4. Значительные затраты на обучение. Хотя ныне реальные затраты на подготовку авиационного специалиста с высшим образованием не превосходят $5000-10000, в случае дальнейшего выравнивания внутрироссийских и мировых цен затраты на его подготовку должны составить не менее $100000а по наиболее интеллектуалоемким специальностям должны достигнуть $500000.

5. Малая интенсивность и низкая результативность целевой адаптации специалистов с неавиационной подготовкой. Как правило, лица, не имеющие авиационной специальности (прошедшие неавиационную подготовку), плохо адаптируются к условиям работы на авиационном производстве. Пожалуй, единственное исключение составляют военные отставники, причем в основном служившие в ВВС, ПВО, РВСН и академиях авиационного и космического профиля.

6. Особенный характер мобильности. Во-первых, авиационные специалисты по уровню своей подготовки конкурентоспособны на рынке рабочей силы и относительно легко трудоустраиваются вне АПК. Во-вторых, они сравнительно неохотно, в силу цеховых психологических ограничений, меняют место работы. В случае такого трудоустройства испытывают дискомфорт, декларируют, но почти никогда не осуществляют намерений по возвращению на авиационное производство. В-третьих, реальная мобильность авиационных кадров легко реализуема только в крупных научно-промышленных центрах и очень сложна для занятых на градо- и регионообразующих предприятиях.

7. Низкая профессиональная диверсифицированность. Основная масса российских авиационных работников не готова и не способна выйти за рамки своей достаточно узкой, однажды выбранной специализации.

8. Низкая требовательность к уровню доходов и условиям труда в сочетании с ориентацией на завышенную социальную оценку их производственной деятельности. Уровень доходов работников АПК ныне составляет около $60 в месяц, в то время как физиологический уровень выживания – не менее $ 9. Высокий уровень латентной безработицы, формальной и лишь первичной, а не единственной занятости. Реальная производственная загрузка специалистов АПК составляет не более 30% от потенциальной (иногда используется термин – «располагаемой»). Соответственно, работа в АПК имеет низкую интенсивность, порождает низкоуровневую производительность и рассматривается все большим числом специалистов как формальная занятость, обеспечивающая неосновной источник доходов и накапливание трудового 10. Низкий уровень фактической фондовооруженности, особенно в части современного оборудования (неизношенного физически и морально устаревшего) и прежде всего - современной вычислительной техники.

11. Неприемлемо высокая изолированность от мирового авиационного производства. Подавляющая часть российских авиационных специалистов не имеет межличностных и производственных контактов с зарубежными коллегами.

12. Информационная оторванность, выражающаяся в невозможности получать актуальную информацию о мировом авиационном производстве и выступать, в свою очередь, в роли встречных источников информации.

13. Широкое распространение династичности: новые работники являются преимущественно потомками ранее работавших в авиационной промышленности.

14. Общее падение популяционной численности. За последние десять лет численность занятых в АПК уменьшилась почти вчетверо: с более чем 2 млн.

чел. до менее чем 0,5 млн. чел. Причем среди работающих на предприятиях АПК высок уровень латентной, неполной, формальной и фактической вторичной занятости.

15. Занятость исключительно российских граждан. Существуют непреодолимые барьеры для трудоустройства иностранных авиационных специалистов (прежде всего режимные, зарплатные и языковые).

16. Значительный возраст работающих (в НИИ и ОКБ средний возраст 55- лет, на серийных предприятиях лишь немного ниже).